飞向晕轨道的探测器轨道优化

晕轨道的稳定流形为从地球到晕轨道的转移轨道设计提供了便利．以往都采用在晕轨道上的目标点施加脉冲,这样,稳定流形只是为转移轨道的设计提供一个初始猜想,探测器并没有运行在稳定流形上,因而并未真正利用稳定流形节省燃料的优势．利用基于序优化理论的微分修正法,研究从晕轨道近地点稳定流形上不同点进入稳定流形所需要的燃料消耗,寻找燃耗最少的转移轨道．仿真表明,对于晕轨道近地点入轨,找到的稳定流形射入点机动比以往的晕轨道入轨点机动节省约33％的燃料消耗．此外,还对晕轨道上不同入轨点的入轨代价进行了研究,得到了晕轨道近地点入轨的最小燃耗解．     

运载火箭推力故障下轨迹在线重规划方法

针对运载火箭非入轨飞行段出现动力系统故障的问题,提出了一种基于能量最优的在线轨迹重规划方法。通过参考轨迹进行引力项的凸化以及根据故障时刻和故障程度的不同设置不同的飞行时长,同时采用无损凸化、线性化和梯形离散等方法,将原始最优控制问题转化为可以采用原对偶内点法迭代求解的二阶锥规划问题,重新规划其飞行轨迹。仿真结果表明该算法能有效提高运载火箭应对突发故障的能力,实现轨迹在线快速收敛,满足动力系统故障后飞行轨迹重构需求。     

一种探月任务多窗口发射轨道设计方法

针对探月任务多窗口发射需求和目标轨道受到明显月球引力摄动的特点,提出一种快速高效的发射轨道设计方法：在星箭分离前的发射段,各发射窗口对应的发射轨道的一、二级飞行段完全相同,仅调整三级工作段程序角和无动力滑行时间,以满足入轨要求;在末级排放段,微调末级速度方向,利用月球摄动抬高末级近地点高度,使之超过GEO受保护区。该方法可统一火箭一、二级飞行段状态,缩小子级残骸落区范围,增强入轨参数设计的灵活性,显著提高星箭入轨参数迭代和相关分析工作的效率,明显改善末级离轨效果,符合空间安全相关要求,可推广应用于其他深空探测任务的多窗口发射轨道设计。     

姿态角幅值约束下的太阳帆Lissajous轨道保持控制

太阳帆航天器以两姿态角作为轨道控制输入时, 其轨道动力学方程具有非仿射非线性特性. 通过人工平动点处线性化获得的线性系统可完成太阳帆航天器轨道保持控制器的分析与设计. 由于线性近似模型为有误差模型, 存在近似有效范围约束, 表现为轨道高度约束和姿态角幅值约束. 本文研究了姿态角幅值约束对线性近似模型有效性的影响, 通过计算给出满足近似误差要求的姿态角幅值约束. 当控制输入存在幅值约束时, 控制器轨道修正能力受到束缚. 通过研究姿态角幅值约束下的最大允许入轨误差, 设计了最大允许入轨误差下线性二次型调节器(LQR)用于轨道保持控制, 并将控制器应用于太阳帆日地三体系统非线性模型中, 实现了日地人工L₁点Lissajous轨道最大允许入轨误差的控制收敛和良好精度下的轨道保持控制.      

三维真实地形环境下无人机救援航路规划方法

利用无人机(UAV)的三维飞行能力,采用优化方法规划路径,能够使其在救援任务中比地面车辆以更短的时间到达救援区域,提高救援效率.针对真实的地理环境,根据无人机约束采用均匀化网格方法进行地形建模,之后根据地形数据的特点设计适合数学计算与求解的数据结构.最后设计了包含偏离代价、高度代价、地形跟随/回避代价、威胁代价和安全距离代价的综合性能指标函数,并采用航路点交叉和网格搜索代替航路点搜索的方法,对蚁群算法进行改进完成航路规划.仿真结果表明:本文方法能够直接处理三维地形数据,在保持地貌的前提下,完成了无人机的三维航路规划任务,得到满足无人机约束的三维最优航路,提高了航路规划方法的实用价值.      

基于高斯伪谱法的化-电混合推进系统转移轨道优化设计

提出利用化-电混合模式推进系统完成地球同步卫星轨道转移任务,该推进系统极具应用前景,能够满足高有效载荷率、高入轨精度的工程实践需求。并针对基于该混合模式推进系统的转移轨道的优化方法展开研究,提出一种多阶段最优控制问题（OCP）的高斯伪谱法求解方法。该方法通过分段点的关联设置,将多个经高斯伪谱法转化而来的非线性规划问题转化为一个连贯的非线性规划问题(NLP)。两个不同算例的仿真过程与分析结果表明,该方法能够有效地解决多阶段非光滑连接轨道的优化问题,具有运算效率高、收敛性半径大、求解精度高等优点,可便捷地处理化 电混合模式推进系统的转移轨道优化设计问题。     

满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法研究

某些空间载荷会对入轨精度和入轨姿态同时提出很高的要求,应用于运载火箭控制系统的摄动制导方法的入轨精度无法满足要求,而传统的迭代制导方法无法约束终端的入轨姿态。为此提出了一种满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法,该方法通过二次曲线形式规划整个真空段的飞行制导程序角,实时满足位置、速度与终端姿态约束,从而可以使得火箭以期望姿态角实现高精度入轨。算例结果表明,该方法能同时保证高精度的入轨指标和入轨姿态,并能适应偏差状态、约束姿态角变化与轨道根数小幅变化,具有较高的工程应用价值。     

月面应急上升自适应制导技术研究

针对月面应急上升问题,研究了一种显式自适应制导方法。根据极大值原理,推导建立了5个约束条件下最大能量入轨的两点边值问题。设计了一种双层迭代求解策略,内层通过牛顿迭代求解最大能量入轨的两点边值问题,外层通过调整时间使得速度满足目标速度。在外层迭代中,设计了一种时间迭代调整策略;在内层求解两点边值问题中,根据任务中推力方向变化规律,设计一种协态变量主矢量初值的选取策略。仿真结果表明,设计的制导律能可靠收敛,目标参数装订简单,可适应共面上升任务和异面上升任务。在存在秒耗量和比冲偏差的情况下,仍具有较高的制导精度。     

基于三体系统平动点轨道的环日全景任务轨道设计

在空间开展太阳观测是研究太阳活动周、太阳爆发、极端天气等事件起源的重要手段。环日全景探测计划是为实现从黄道面360°全方位观察太阳行星际空间而提出的。本文针对环日全景探测计划,构建了基于三体系统平动点低能量轨道的环日全景轨道部署方法。该方法以日–地L1/L2点Halo轨道幅值及Halo轨道离轨点为变量,以转移轨道飞行时间、入轨机动大小为评价指标,基于三体系统不变流形构建环日全景的转移轨道,并开展轨道优化设计。采用等高线图对设计变量及任务成本进行全局分析。仿真计算表明,轨道部署无法同时满足飞行时间最短与入轨机动最小的要求。设计了轨道机动约束条件下的最优飞行时间解,并给出了基于长三甲运载火箭的一箭双星发射及入轨方案。      

GEO卫星快速发射入轨定点控制方法

提出了一种GEO卫星快速发射入轨定点方法,运载火箭将卫星发射进入GTO轨道后,由上面级或卫星自身在48h内快速定点到GEO轨道任意指定定点位置。考虑时间、测控等约束,在选定变轨策略基础上,以燃料消耗最小为目标,优化给出了快速入轨定点标称轨迹。采用无奇异的春分点根数描述轨道运动,基于最小二乘法给出了航天器在有限推力条件下变轨的闭环显式制导方法,控制航天器沿标称轨迹飞行。仿真算例表明,采用该变轨策略、轨道优化设计方法和制导律,可以完成GEO卫星快速入轨定点控制。     

The influence of orbital maneuver on autonomous orbit determination of an extended satellite navigation constellation

The right ascension of the ascending node is unobservable if only the inter-satellite ranging is used for autonomous orbit determination (AOD) of an Earth navigation constellation. However, if an Earth-Moon libration point satellite is added to the Earth navigation constellation to construct an extended navigation constellation, all the orbital elements can be determined with only the inter-satellite ranging. Furthermore, the extended navigation constellation can provide navigation information for interplanetary probes. For such an extended navigation constellation, orbital control needs to be considered due to the instability of the libration-point satellite orbit. This study concerns the influence of satellite orbital maneuver on the AOD of the extended navigation constellation. An AOD method under orbital maneuver is proposed. A low thrust controller is designed to achieve libration point satellite autonomous orbit maintenance by using AOD results. A navigation constellation consisting of three GPS satellites and one libration point satellite are designed for simulation. The simulation results show that libration point satellites can achieve autonomous navigation and autonomous orbit maintenance by only using inter-satellite ranging information. The rotation drift error of the Earth navigation constellation is also suppressed.     

广义多圈Lambert算法求解多脉冲最优交会问题

基于一种高效高精度的Battin多圈Lambert算法提出一种考虑轨道摄动的广义多圈Lambert算法.与现有算法相比,本算法虽然原理复杂但计算流程非常简单,效率极高,分别通过几次内外循环就可满足精度要求.广义多圈Lambert算法结合一种可行解迭代交会模型构成了一个通用的多圈多脉冲交会规划框架,应用两步法求解此多变量的复杂工程优化问题,首先利用高效率的进化全局优化算法以及解析轨道模型作全局搜索,然后利用序列二次规划算法以及简化高精度轨道计算模型作局部搜索,此方法可以保证高效高精度的求解多圈多脉冲交会问题.算例表明此方法特别适用于满足实际工程约束的交会规划问题.     

星座分布式自主定轨中信息融合方法比较研究

为了保证大型导航星座在有限的星载运算能力和通信能力下，具备自主运行能力并提供精准位置参考信息，对基于分层结构的星座分布式自主定轨的信息融合方法展开了研究。以地月卫星联合星座作为研究对象，将简单凸组合法、协方差交叉融合法以及在线性最小方差意义下的矩阵加权法和标量加权法等方法应用于子滤波器估计的融合中，对各种融合方法的性能进行了对比分析。仿真结果显示，在采用方差放大技术去相关设计星座分布式自主定轨算法基础上，采用简单凸组合法、矩阵加权法和标量加权法3种融合方法的定轨精度较高，与集中式滤波精度相当，其中标量加权法的计算代价最低；而协方差交叉融合法由于难以准确确定最优系数，其精度低于其他3种方法。      

基于引力场不对称性的三体系统轨道自主导航

以月球背面的中继通信为背景,提出了基于三体系统引力场不对称特性的星–星测距自主定轨方案。该方案以环月极轨卫星和地–月L2点Halo轨道卫星组成中继通信网,以实现对月球两极和背面的覆盖。通过采集极轨卫星与Halo轨道卫星的测距信息,结合卡尔曼滤波在日–地–月动力学模型下获得两颗卫星的绝对轨道。数值仿真结果表明:本文方法能将导航的位置精度和速度精度分别提高到百米和厘米/秒量级。该自主导航方法还可以扩展到不规则引力场小天体附近星群运动的自主导航。     

全电推进卫星轨道优化的推力同伦解法

全电推进卫星的入轨过程是一个典型的多圈小推力轨道优化问题，由于其推力器加速度小，变轨圈数多，造成其最优理论解的求解较困难。为解决该问题，利用最优控制理论建立了全电推进卫星变轨优化的间接法模型，将变轨优化问题转化为协态变量初值猜测的两点边值问题。从大推力问题开始，通过遗传算法获得大范围猜测值并结合系列二次规划方法获得大推力的精确解。采用推力同伦思想，使用逐渐缩小推力的方式完成小推力问题的求解。仿真算例表明，采用推力同伦的方法，通过数十次的推力缩减即可有效解决多达上百圈变轨的静止轨道全电推进卫星入轨优化问题。     

基于测速测角敏感器的火星探测器自主导航方法研究

提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比,优势明显：一是无需太复杂的轨道动力学模型,简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息,无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差,可以实现精确天文自主导航,满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法,首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作,然后根据模型的非线性特点,分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后,对该方法进行仿真验证,通过对仿真结果的分析可以发现,测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。     

基于多项式近似的空间碎片群体轨道预报算法

快速准确地分析空间碎片群轨道演化行为对于其他在轨航天器碰撞规避至关重要。在各摄动力的作用下,空间碎片群演化运动呈现出复杂的非线性特征。空间碎片群体个体数量巨大,如果通过对空间碎片群中每个空间碎片进行轨道积分来分析群体预报的方法会导致计算量过大。针对该问题,提出一种基于多项式近似的轨道快速预报分析方法。该方法将空间碎片群分为少量的标称碎片和其他大量关联碎片。针对标称碎片的轨道预报采用数值积分求解保证预报精度;而针对其他大量的关联碎片轨道预报问题,采用多项式泰勒展开半解析方法求解,从而在保证预报精度的前提下有效减少空间碎片群轨道预报的计算量。为了验证方法的有效性,对不同空间碎片群进行了轨道预报仿真。仿真结果表明,当轨道预报精度设定在1m范围内时,多项式近似算法的计算量较蒙特卡洛方法计算效率提高了2.2~17.2倍,验证了所提出方法的有效性。     

航星座自主运行平行系统的轨道计算方法

构建一个能够与实际卫星导航系统长期保持时空一致的平行系统，可为导航星座自主运行提供一个监视与评估平台。针对建设该平行系统所需的高逼真轨道计算问题，引入平行系统理论的思想，在分析历史精密轨道的基础上，提出高精度轨道计算与预报方法。该方法以不断更新的精密轨道作为输入，利用PID增量式算法或时变加权法进行数据平滑，使得轨道计算结果始终与实际系统保持高度一致性。试验结果表明，该方法可使卫星轨道计算的结果与实际卫星轨道长期保持在分米量级。     

航星座自主运行平行系统的轨道计算方法

构建一个能够与实际卫星导航系统长期保持时空一致的平行系统,可为导航星座自主运行提供一个监视与评估平台。针对建设该平行系统所需的高逼真轨道计算问题,引入平行系统理论的思想,在分析历史精密轨道的基础上,提出高精度轨道计算与预报方法。该方法以不断更新的精密轨道作为输入,利用PID增量式算法或时变加权法进行数据平滑,使得轨道计算结果始终与实际系统保持高度一致性。试验结果表明,该方法可使卫星轨道计算的结果与实际卫星轨道长期保持在分米量级。     

基于扩展卡尔曼滤波的XPNAV-1卫星自主定轨算法研究

X射线脉冲星导航1号（XPNAV-1）是全球首颗脉冲星导航专用试验卫星。利用该卫星观测的单颗脉冲星数据,采用几何约束方法,能够有效抑制轨道误差增长,但存在长时间定轨发散问题。针对XPNAV-1卫星拓展试验任务及脉冲星导航后续发展需求,利用多颗脉冲星的观测数据,研究基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的卫星自主定轨算法。首先,建立该卫星的轨道力学模型和观测方程;然后,详细论述EKF滤波算法和分段式定常系统（PWCS）的可观测性分析方法;最后,通过综合分析XPNAV-1卫星的观测数据、脉冲星对该卫星轨道的覆盖性以及系统状态的可观测性,进行自主定轨算法试验。试验结果表明,基于EKF的自主定轨算法滤波过程收敛,验证了该算法的合理性和有效性。